高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究

在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。     

GH4169高温合金高应变率本构关系试验研究

 基于高应变率下GH4169高温合金的本构关系是采用有限元法对GH4169高温合金进行切削加工数值分析研究的基础。本文针对GH4169高温合金,通过试验对其在温度为室温至1 000 ℃、应变率为2 000～10 000 s^-1的范围内的本构关系进行了研究。研究发现高应变率下GH4169高温合金的流动应力与塑性应变关系接近线性关系,同时温度影响着高应变率下应变率对本构关系的影响程度及方式。根据GH4169合金流动应力曲线的特点,对Johnson-Cook本构模型进行修正。基于试验结果,通过数据拟合确定了对应高应变率GH4169高温合金的材料常数,建立了描述GH4169高温合金高应变率下的本构模型,为切削加工有限元数值分析提供了理论基础,并为相关类似研究提供了思路。     

改进自适应人工免疫算法求解函数优化问题

为克服经典人工免疫算法（AIA）在函数优化过程中存在的计算量大、收敛精度不高和收敛速度较慢等不足,引入多个自适应免疫算子,提出了一种改进自适应人工免疫算法（IAAIA）。在经典人工免疫算法中,引入迭代次数对抗体激励度计算算子进行自适应设计,引入种群抗体平均激励度与抗体激励度对免疫选择算子、克隆算子、变异算子与克隆抑制算子进行自适应设计,提升人工免疫算法的收敛速度、收敛精度和稳定性。选择9个典型测试函数作为实验对象,同时选择4种典型人工免疫算法作为对比算法优化实验函数,对比实验结果表明了改进的自适应人工免疫算法在求解函数优化问题的有效性和优越性。      

Tanabe模型和Smith热调节模型结合预测皮温效果分析

人体热调节模型用于描述人体内外热传递现象,预测热生理参数值。为利用人-服热模型评估室温环境控制,抓住人-服-环境传热的主要因素提出了人体热调节与服装热阻的耦合模型。所提模型由受控系统和热调节控制系统构成。受控系统采用Tanabe模型,把人体分为16个节段,每个节段由内到外分成核心、肌肉、脂肪和皮肤4层,外加与各组织层传热的中心血池,共65个节点,每个节点上利用Pennes生物热方程计算传热量。热调节控制系统采用Smith热调节模型中利用生理数据获取的经验控制方程描述血管舒缩、出汗率和寒颤3种人体基本热调节控制方式。结果表明：所提模型对皮肤温度的预测值与试验结果绝对误差最大值小于0.8℃,绝对误差平均值约为0.5℃,对试验工况下的人体皮肤温度有较好的预测结果。     

碳/碳化硅复合材料快速成型工艺研究

提出了一种制备连续碳纤维编织预制体增强碳化硅复合材料的快速成型技术“均热法化学气相渗透法＋浸渍裂解法”混合基体致密化工艺技术。     

空间进动目标动态散射特性的实验研究

研制了进动目标模型,构建了紧凑场微波暗室动态测量系统,通过暗室实验的方法研究了空间进动目标的动态散射特性,给出了若干典型条件下的全极化宽带测量结果。通过实验可以观察到目标进动引起的多普勒频移,证明了微波雷达对进动目标微多普勒的可观测性,同时观察到弹头常见结构引起的非理想点散射现象。实验结果的分析表明,该实验系统能够有效地揭示进动目标的目标特性和回波调制特性,从而为弹道中段目标的动态电磁散射特性、目标结构反演、运动参数提取和逆合成孔径雷达(ISAR)成像的研究奠定了基础,对于弹道中段目标识别的研究具有重要的意义。     

1.2m×1.2m高速风洞大振幅动态试验系统及其初步应用

高速大迎角动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器性能的重要参数之一.本文简要介绍了在CARDC的1.2m×1.2m高速风洞的大振幅动态试验系统.试验M=0.40,0.60,0.80;振幅为15°、30°;振动频率分别为0.84Hz、1.47Hz、2.84Hz和4.41Hz.初步分析试验研究所揭示的70°三角翼模型高速大迎角动态气动特性,结果表明:M数、迎角振荡的幅值和K值(振动减缩频率)是影响70°三角翼模型动态迟滞气动特性的主要参数.     

多型飞控系统模拟器的设计

针对多型飞控系统模拟器的硬件设计,对模拟座舱、计算机网络系统和控制显示部分进行了较详细的介绍,着重分析了该系统软件设计中的软件结构及任务计算机模块、仿真计算机模块、仪表计算机模块和视景计算机模块所完成的功能,并对所采用的关键技术进行了论述。经反复调试和实验,该系统性能稳定、工作可靠,可用于多种飞机飞行控制及飞行力学研究。     

反应气体配比对C/SiC复合材料ICVI工艺沉积性能的影响

研究了均热法化学气相渗透工艺过程中反应气体浓度、配比及流动对沉积物和复合材料性能的影响，提出了一种简单反应气体在线监控法。XRD分析结果表明，当H2／MTS摩尔比在2－5之间时，可沉积出纯净均匀的碳化硅基体；而H2／MTS摩尔比小于1时，沉积物中含有大量自由碳。SEM分析表明，甲基三氯硅烷的浓度对沉积速率和沉积深度影响很大，随着甲基三氯硅烷的浓度减小，沉积深度增大，但甲基三氯硅烷的浓度减小引起沉积速率下降，沉积周期延长，确保护内反应气体流动畅通，可提高沉积的均匀性和沉积速率。     

吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹优化

针对吸气式高超声速巡航飞行器建立了纵向平面内的二维轨迹优化模型(包括火箭助推段和吸气式飞行段),其中大气模型、气动力模型和发动机模型均建立了比较详细的模型,能够比较全面、准确地描述吸气式高超声速巡航飞行器的特征;基于配点法建立了适用于高超声速巡航飞行器助推-巡航轨迹优化的方法,在求解非线性规划时引入了规范化处理、稀疏分析和偏导数计算方法等,以提高优化效率;对吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹进行了优化研究,分析了典型设计参数变化对最优轨迹的影响。仿真结果表明:所建立的方法能够快速、高精度求解吸气式高超声速巡航飞行器轨迹优化问题,并且能够方便地分析设计参数变化对最优轨迹的影响,可用于吸气式高超声速飞行器飞行剖面设计与优化。